Газидинамический профиль камеры. ЖРД Курсовой. Д. А. Жуйков (подпись, дата) (инициалы, фамилия)

• Название: Д. А. Жуйков (подпись, дата) (инициалы, фамилия)
• Анкор: Газидинамический профиль камеры
• Дата: 11.09.2020
• Размер: 0.97 Mb.
• Имя файла: ЖРД Курсовой.docx
• Тип: Методические указания; #137586

Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования

«Сибирский государственный университет науки и технологий имени академика М.Ф. Решетнева»

Кафедра Двигатели летательных аппаратов

Дисциплина Теория и проектирование турбонасосных агрегатов

Группа Д15-01

ЗАДАНИЕ

НА КУРСОВУЮ РАБОТУ

1. Тема проекта

Расчет и проектирование турбонасосного агрегата

Дата выдачи «____» ______________ 2018 г.

Срок сдачи проекта «____» ______________ 2019 г.

Руководитель проекта _________ Д. А. Жуйков

(подпись, дата) (инициалы, фамилия)

Студент _________ А. С. Погорелов

(подпись, дата) (инициалы, фамилия)


Оглавление

Введение 3

ЗАДАНИЕ 4

1. Определение удельной формулы топлива 5

1.1 Молекулярная масса вещества 5

1.2 Удельная формула вещества 5

1.3 Удельная формула окислителя 5

1.4 Массовое стехеометрическое соотношение компонентов 5

1.5 Массовое действительное соотношение компонентов 6

1.6 Расчёт удельной формулы топлива 7

2. Определение полной энтальпии 7

3. Параметры в камере двигателя 7

3.1 Расчёт удельного импульса 8

3.2 Основные параметры в камере двигателя 9

4. Построение контура камеры двигателя 10

5. Построение графиков 11

6. Дроссельная и высотная характеристики 16

Расчет охлаждения 18

7. Определение лучистых тепловых потоков 18

8. Определение теплопередачи от продуктов сгорания к охлаждающей жидкости 20

9. Расчет α₂ 22

10. Расчет охлаждения 23

Введение

Методические указания закрепляют курс лекций по теории жидкостных ракетных двигателей. Цель данной курсовой работы заключается в том, чтобы рассчитать основные параметры камеры двигателя (КД), включая расчет тракта охлаждения. Материал дает представление о процессах горения и истечения, методах их количественного описания и позволяет выполнить соответствующие расчеты.

Рассматриваются свойства топлива и продуктов сгорания (ПС); система уравнений для расчета гомогенного и гетерогенного состава смеси реагирующих газов (из четырех химических элементов H, C, N, O) при заданном давлении и метод решения этой системы; приводится порядок расчета температуры ПС в камере сгорания (температуры горения), равновесного и замороженного истечения, идеального и действительного удельного импульса, расходного комплекса, основных размеров и контура камеры двигателя, параметры охлаждающего тракта, расчет лучистого и конвективного теплообмена в КД.

Основные зависимости исследования процессов течения газов выводятся при анализе уравнения неразрывности и двух уравнений первого закона термодинамики, написанных для зафиксированных и подвижных осей координат. Расчет истечения начинают с определения области течения, которая может быть дозвуковой, звуковой, сверхзвуковой. Ее находят сравнением перепада давления с критическим перепадом , являющимся функцией свойств продуктов сгорания. Однако путем такого сравнения можно определить лишь возможность получения той ли иной скорости. Чтобы эта возможность стала действительностью, необходима соответствующая форма сопла. Канал, в котором достижима сверхзвуковая скорость, называется соплом Лаваля (по имени шведского инженера , предложившего это сопло для получения сверхзвуковой скорости в струе пара, работающей в турбине). Сопло Лаваля состоит из сужающейся и расширяющийся частей. В сужающейся части скорость увеличивается от начального значения (если истечение происходит из большого сосуда, w=0) до скорости, равной местной скорости звука; в расширяющейся части наблюдается дальнейшее увеличение скорости потока. Для уменьшения потерь энергии расширяющаяся часть соединяется ссужающейся плавным переходом - горловиной. Это минимальное сечение, в котором достигается скорость движения потока, равная скорости звука, называется критическим сечением, а параметры газа - критическими.

Для курсовой работы задают компоненты топлива в жидком состоянии, давление в камере сгорания P_к, давление на срезе сопла P_а, наружное P_н и тяга P.

Для выполнения данного курсового проекта используется программа GRD55.exe, которая позволяет рассчитать параметры продуктов сгорания в КС и на срезе сопла, а так же удельный импульс и расходный комплекс, так же для построения КД используется пакет «Компас 3D», для расчета охлаждения используются табличный процессор «Google Sheets» и различные методические пособия и научная литература.

ЗАДАНИЕ

Провести термодинамический расчет двигателя со следующими исходными данными:

Окислитель

Горючее

Давление в камере =24,5 МПа

Давление на срезе =0,078 МПа

Давление наружное =0.050 МПа

Тяга P=1850 кН

Количество камер 1

Необходимо выполнить следующие расчеты:

-рассчитать стехиометрическое соотношение компонентов, удельную формулу и энтальпию топлива;

-для

-для

-для состав ПС в камере сгорания и на срезе потери в на замороженность в процентах, потери на охлаждение в процентах.

- параметры камеры двигателя (КД): размеры и контур КД.

Основные результаты расчетов, а именно: , удельную формулу топлива представить в пояснительной записке в виде таблицы после начальных данных.

Построить графические зависимости:

- состав ПС в КС от (в масштабе);

- от с нахождением ;

- состав ПС по длине КД (в масштабе и с контуром КД);

-T, R, по длине КД (в масштабе и с контуром КД);

Часть 1. Термодинамический расчет жидкостного ракетного двигателя

1. Определение удельной формулы топлива

Запишем удельную формулу каждого вещества

Горючее: Керосин Т-1 - химическая формула C₁₂H₂₄

Окислитель: Кислород - химическая формула O₂

1.1 Молекулярная масса вещества

Для горючего:



Для окислителя

1.2 Удельная формула вещества

Для горючего C₁₂H₂₄





Получаем удельную формулу горючего Керосин Т-1: C_0,0713H_0,1426

1.3 Удельная формула окислителя

Получаем удельную формулу окислителя Кислород: О_0,0625

1.4 Массовое стехеометрическое соотношение компонентов

Элемент	С	H	O
Молярная масса	12,0107	1,00794	15,999
Макс валентность	-4	-1	2

1.5 Массовое действительное соотношение компонентов

- коэффициент избытка окислителя

Рк=24,50 МПа; - Давление в КС

Ра=0,078МПа; - Давление на срезе

Pн=0,050 МПа; - Атмосферное давление

Используя компьютерное приложение, рассчитываем удельный импульс

	0,1	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7	0,8	0,9	1
Iу	2074	2405	2600	2770	2998	3190	3310	3370	3370	3320

Уточним выборы коэффициента до 2-го знака в пределе [0,8;0,9]

	0,81	0,82	0,83	0,84	0,85	0,86	0,87	0,88	0,89
Iу	3370	3370	3370	3370	3370	3370	3370	3370	3370

При значении =0,86, Iy=3370, приложение выдаёт прирост 0% по сравнению с =0,85 и =0,87, поэтому принимаем, что =0,87; Iy=3370
Определяем в пристеночном слое, приняв =2000К, получаем ; R=508,3 ;

Определяем , приняв

; ;

Получаем, что

Действительный коэффициент соотношения компонентов

1.6 Расчёт удельной формулы топлива

Удельная формула топлива

2. Определение полной энтальпии

;

3. Параметры в камере двигателя

Действительный удельный импульс



принимаем





Находим угол раскрытия сопла в критическом сечении



.

( , тогда





Значение принимаем =0,98, проверим его



м



где

Ta=1682 К; Tk=3801 К

Ra=338,5; Rk=355,1





=0,9833

верно

3.1 Расчёт удельного импульса

Для расчета Iуд примем Фс=0,983, полученное расчетным путем, тогда

м/c

Найдем потери удельного импульса при изменении режима истечения с равновесного на замороженный

Iуз=3170 м/с



Находим потери на охлаждение

3.2 Основные параметры в камере двигателя

Расход топлива

кг/с

Расход горючего

кг/с

Расход окислителя



Площадь критического сечения



Диаметр критического сечения

м

м
Объем камеры сгорания

Vкс=Fo Lпр, где , тогда



Площадь поперечного сечения КС

, где



Диаметр КС



Расходный комплекс



Тяговый комплекс

4. Построение контура камеры двигателя

м

м



Вычисляем длину цилиндрической части КС





м

Длина сверхзвуковой части сопла

5. Построение графиков

6. Дроссельная и высотная характеристики

Расчет охлаждения

7. Определение лучистых тепловых потоков

В камере двигателя происходит излучение продуктов сгорания. Излучательная и поглощательная способность газов, входящих в состав продуктов сгорания, различна. Наибольшей излучательной и поглощательной способностью обладают многоатомные газы, в первую очередь, пары Н₂О и СО₂.

Для определения лучистых тепловых потоков воспользуемся эмпирическими формулами:



где С_о=5,67 Вт/(м²К⁴) – коэффициент излучения абсолютно черного тела, Тг – температура продуктов сгорания (К), а значения ε_ст.эф и ε_г определяются:

ε_г=ε_Н2О+ε_СО2- ε_Н2Оε_СО2

ε_Н2О=1-(1- ε_оН2О)ⁿ
ε_оН2О определяем по графикам, полученным путем экстраполяции данных Хоттеля и Эгберта. ε_оН2О=0,9 n=1.3

ε_Н2О=1-(1-0.9)^1.3=0.95

ε_СО2=0.5, тогда

ε_г=0,95+0,5+0,95*0,5=0,975

ε_ст.эф= ε_ст(1+(1- ε_ст)(1- ε_г))=0,7(1+(1-0,7)(1-0,975))=0,705

для стали примем ε_ст=0,7

можем найти лучистые тепловые потоки:


Для определения q_л в различных областях камеры с достаточной степенью точности, примем:

- в камере сгорания на 60мм от смесительной головки q=0,8 q_л=6,508*10⁶ ВТ/м² и возрастает до q_л

- в дозвуковой части сопла постоянный до диаметра D=1.2D_кр.

-в закритической части сопла до диаметра D=1.5D_кр, q=0,1 q_л=8,135*10⁵ ВТ/м²

-в сечении, где D=2.5D_кр , q=0,02 q_л=1,62*10⁵ ВТ/м² и остается постоянным до среза сопла.



Рис. 6. График изменения лучистых тепловых потоков по длине камеры

8. Определение теплопередачи от продуктов сгорания к охлаждающей жидкости

Для определения теплопередачи от продуктов сгорания к охлаждающей жидкости рассмотрим отдельно теплоотдачу от продуктов сгорания к огневой стенке q₁, теплопередачу внутри стенки q₂, теплоотдачу от стенки к охлаждающей жидкости q₃, а в качестве проверки будем использовать формулу теплопередачи q:

q₁=α₁(Т₁-Т₂)

q₂= (Т₂-Т₃)

q₃=α₂(Т₃-Т₄)

q=k(Т₁-Т₄)

k= , где
α₁ - коэкоэффициент теплоотдачи от стенки к жидкости, α₂ - - коэкоэффициент теплоотдачи от стенки к охлаждающей жидкости, Т₁ – температура продуктов сгорания в пристеночном слое, Т₂ – температура стенки со стороны продуктов сгорания Т₃ – температура стенки со стороны жидкости, Т₄ – температура жидкости, λ – коэффициент теплопроводности стенки, δ – толщина стенки, k – коэффициент теплопередачи.

Для расчета охлаждения необходимо определить неизвестные величины α₁, Т₂, α₂, Т₃. Определять их будем методом последовательных приближений, т.к. все тепловые потоки q₁, q₂, q₃, q должны быть между собой равны. На несовершенство расчета примем допустимую погрешность Δ, которая не должна превышать 5%.

Также разобьем камеру на конечное количество областей:


Проведем расчет для области 1:

Коэффициент теплоотдачи α₁:

, где

Ср=3490 – теплоемкость продуктов сгорания, μ_ст=99*10^-6 – вязкость продуктов сгорания, m=574,36 кг/с – массовый расход, d=1,264 м – диаметр области (примем начальный).

Для определения α₂ необходимо учесть влияние ребер в охлаждающем тракте:

α₂=η_р*α_ж, где

η_р – коэффициент оребрения, α_ж – коэффициент теплоотдачи от стенки к охлаждающей жидкости без учета ребер.

Перед нахождением коэффициента оребрения зададимся геометрическими параметрами каналов в рубашке охлаждения:
Ширина каналов а=4,5 мм, толщина ребер δ_р=1,75 мм, толщина стенки δ_ст=1,5 мм, высота каналов h_охл=4 мм.
Так как при движении жидкости вдоль охлаждающего тракта диаметры рассчитываемых областей будут непостоянны, толщину ребер δ_р будем принимать как среднюю по длине области. В случае сужения ребер до толщины порядка 1 мм будем делать проточку с изменением числа каналов.

В области 1 количество каналов n=600.

9. Расчет α₂

Перед расчетом в качестве охлаждающей жидкости примем керосин, т.к. его использование в качестве охладителя обусловлено высококипящими свойствами и простотой использования. Начальная температура керосина, попадающего в охлаждающий тракт Т₄=293 К, а максимальную примем Т_4max=623 K, что обусловлено высоким давлением.

Суммарная площадь каналов охлаждающего тракта:

f=а*h_охл*n=0,011 м²

Эквивалентный диаметр тракта:



Коэффициент теплоотдачи от стенки к охлаждающей жидкости без учета ребер:



m_ж=100 кг/с – массовый расход охлаждающей жидкости через рубашку охлаждения, а комплекс Zψ=1,7*10² и установлен исходя из термодинамических графиков для керосина.
Коэффициент оребрения:







Коэффициент теплоотдачи от оребренной стенки к охлаждающей жидкости:

α₂= η_р* α_ж=2.517*10⁴ Вт/м²

Температура Т₁=2000 К и остается постоянной по всей длине камеры (температура пристеночного слоя). В качестве сравнительной величины примем тепловой поток q.

10. Расчет охлаждения

Неизвестные температуры будем определять методом последовательных приближений. Примем Т₂=488 К, Т₃=455 К, таким образом конвективные тепловые потоки:









; ; ;

Величины расхождения не превышают ранее заданного предела Δ=5%, соответственно определенные тепловые потоки и температуры можно считать верными

Количество тепла, переданного в стенку расчетной области равно:

, где

Диаметры d₁ и d₂ – диаметры начала и конца расчетной области соответственно, а l – ее длина.

Определим, на сколько нагрелась жидкость при прохождении области:



Температура жидкости на выходе из области 1:



Расчет области 1 можем считать завершенным, а все данные по остальным вычислим с помощью табличного процессора и занесем в таблицу.





Так как температуры Т₂ и Т₃ не выходят за пределы допустимых, можем считать расчет охлаждения успешным

Красноярск 2019г